鄧承佯，徐環(huán)宇，王學(xué)強(qiáng)，黃 鑫，陳里根

(中航工業(yè)洪都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，南昌 330024)

0 引言

應(yīng)力腐蝕［1］在金屬或合金的使用過程中十分常見，指在殘余應(yīng)力或外加應(yīng)力作用下，應(yīng)變與腐蝕介質(zhì)共同作用所導(dǎo)致的材料失效的過程［2］，應(yīng)力腐蝕在材料構(gòu)件未斷裂時(shí)沒有明顯的征兆，故其對(duì)金屬的破壞性和危害性極大［3］。自1900年鋁合金開始投入實(shí)際生產(chǎn)之后，由于鋁合金對(duì)SCC(應(yīng)力腐蝕開裂，Stress Corrosion Cracking)的敏感性因而其應(yīng)力腐蝕問題一直都備受關(guān)注［4］，然而飛機(jī)的服役環(huán)境復(fù)雜多變，應(yīng)力腐蝕對(duì)飛機(jī)的飛行安全是潛在的致命威脅。

2009年2月，在對(duì)飛機(jī)進(jìn)行500 h定檢時(shí)，發(fā)現(xiàn)有一架飛機(jī)的水平安定面后梁中段出現(xiàn)裂紋，在后續(xù)普查中又相繼發(fā)現(xiàn)多架飛機(jī)水平安定面后梁中段腐蝕嚴(yán)重。此后，在某型飛機(jī)大修中又發(fā)現(xiàn)部分飛機(jī)水平安定面后梁中段出現(xiàn)腐蝕和裂紋。水平安定面后梁中段的裂紋主要出現(xiàn)在梁腹板與梁緣條交界處(圖1a);水平安定面后梁中段腐蝕則出現(xiàn)在梁腹板、緣條等多處地方(圖1b)，該部位是主要的承力段，如果腐蝕防護(hù)處理不好，會(huì)造成飛機(jī)不可估量的惡果。

在徐周鈺等［5］和趙旭等［6］的研究中，曾對(duì)飛機(jī)水平安定面后梁的腐蝕案例進(jìn)行過類似研究，兩者均從斷口形貌及斷區(qū)腐蝕產(chǎn)物出發(fā)而展開的討論，闡述了裂紋產(chǎn)生的內(nèi)在原因，指出酸性環(huán)境和工作應(yīng)力的聯(lián)合作用導(dǎo)致了鋁合金應(yīng)力腐蝕開裂，但是這些研究都缺乏對(duì)零件的制造過程及殘余應(yīng)力的詳細(xì)分析。

本研究即從零件表面防護(hù)層、設(shè)計(jì)和制造出發(fā)探索殘余應(yīng)力的來源，探究了殘余應(yīng)力對(duì)裂紋開裂的影響。后續(xù)研究則通過對(duì)后梁中段進(jìn)行外觀檢查斷口宏微觀觀察及硬度分析，并對(duì)其斷口腐蝕物進(jìn)行能譜分析，進(jìn)一步確定后梁中段的裂紋性質(zhì)和失效原因，為預(yù)防此類故障的再次發(fā)生提供借鑒，為預(yù)防同類材料發(fā)生應(yīng)力腐蝕提供重要的參考。

圖1 水平安定面后梁Fig.1 Rear beam of horizontal stabilizer

1 試驗(yàn)過程與結(jié)果

1.1 結(jié)構(gòu)簡介與零件表面防護(hù)情況

飛機(jī)的水平安定面為雙梁式鉚接結(jié)構(gòu)，其骨架由前梁、后梁、第1～3長桁及9個(gè)翼肋組成(圖2a)。水平安定面后梁在對(duì)稱軸線兩側(cè)與機(jī)身31框的接頭相連。水平安定面后梁中段在左右2肋之間，由LD5鍛鋁合金整體機(jī)械加工而成，其中水平安定面與機(jī)身的連接孔就布置在水平安定面后梁中段的兩側(cè)，左右1肋之間裝有1～3對(duì)配重塊(圖2b)。

水平安定面后梁中段及與其連接的零件表面相關(guān)信息見表1。

圖2 水平安定面后梁中段結(jié)構(gòu)Fig.2 Structure of rear beam of horizontal stabilizer

表1 水平安定面后梁中段處結(jié)構(gòu)材料及表面防護(hù)信息Table 1 Materials and surface protection information of the intermediate section of rear beam of horizontal stabilizer

1.2 產(chǎn)品設(shè)計(jì)與工藝復(fù)查

飛機(jī)水平安定面通過前梁中段和后梁中段上的連接孔分別與機(jī)身上的29和31框接頭連接，其中水平安定面后梁中段材料為LD5(Dm)的機(jī)加件，σb≥365 MPa。

螺栓擰緊后殘余應(yīng)力作用下，水平安定面后梁中段的受載情況校核:當(dāng)機(jī)身與水平安定面連接螺栓完全擰緊后，在梁緣與腹板交界處應(yīng)力值較低，各部位的服役應(yīng)力強(qiáng)度均遠(yuǎn)小于其抗拉強(qiáng)度σb，因此該裂紋產(chǎn)生的主因并非是單純的外加應(yīng)力。

圖3 擰緊螺栓后梁中段受載情況Fig.3 Lord Spectrum of rear beam of horizontal stabilizer after screwing bolt

水平安定面后梁中段為典型的機(jī)加類零件，采用數(shù)控加工。加工時(shí)需要對(duì)鍛鋁板材進(jìn)行銑切，要在鋁板上銑出一個(gè)長度近1 m，寬度100mm，深度大于30mm的凹槽。由于加工時(shí)銑切量相對(duì)剩余材料厚度較大，在內(nèi)應(yīng)力的作用下，零件會(huì)有向凹槽內(nèi)明顯收縮變形的趨勢，即兩側(cè)緣條向腹板中心收縮以及兩端向中間收縮(圖4)。

圖4 銑切后收縮變形趨勢Fig.4 Shrinkage deformation trend after milling

表面進(jìn)行陽極氧化處理，工藝是鋁合金零件表面處理的通用工藝，在各種航空產(chǎn)品上均被采用，且工藝成熟。但是零件在加工成型、表面處理后沒有進(jìn)行表面噴漆防護(hù)，且在檢查后梁中段過程中發(fā)現(xiàn)，所有零件都有裝配時(shí)留下的打磨、修銼及鉚卡印跡，其表面防護(hù)層的完整性均被破壞。

1.3 理化檢測

為了進(jìn)一步查明裂紋產(chǎn)生的原因，需要對(duì)發(fā)生裂紋的后梁中段進(jìn)行理化分析。

1)宏觀觀察。

將樣件(圖1a)沿裂紋打開，可以觀察腹板內(nèi)表面腐蝕產(chǎn)物的形貌，見圖5a，其中區(qū)域1形貌見圖5b，區(qū)域2形貌見圖5c;同時(shí)在腹板與緣條交界一完好位置人工打斷，其斷口形貌見圖5d。

圖5 斷口宏觀形貌Fig.5 Fracture morphology

通過對(duì)比觀察，人為斷口有明顯塑性變形，斷面呈銀白色金屬光澤，而裂紋斷口則較平坦，無明顯塑性變形，斷面顏色灰暗無金屬光澤。

2)微觀觀察。

斷口超聲波清洗后采用掃描電鏡進(jìn)行微觀觀察，各區(qū)域斷口形貌見圖6。區(qū)域1、2斷口均有腐蝕產(chǎn)物附著，且區(qū)域2較多，兩斷口均未發(fā)現(xiàn)有明顯的韌窩形貌，未見明顯的塑性變形;人工斷口則有明顯的韌窩形貌;斷口均未發(fā)現(xiàn)有明顯的冶金缺陷。

圖6 斷口微觀形貌Fig.6 Fracture microstructure

3)金相分析。

沿區(qū)域2斷口取其縱截面制取金相試樣，金相腐蝕前，其金相試樣的裂紋分枝或不分枝，數(shù)量較多，因而不是疲勞裂紋或外加應(yīng)力一次破裂裂紋(圖7)。

圖7 金相腐蝕前裂紋形貌Fig.7 Crack morphology before metallurgical corrosion

將區(qū)域2金相試樣用混合酸溶液腐蝕之后再進(jìn)行金相分析，試樣分層剝落部位的橫向上呈現(xiàn)典型帶狀分離的剝層組織(圖8a)，心部組織見圖8b。觀察發(fā)現(xiàn)其斷裂特征為沿晶斷裂，其剝層組織和心部組織未見異常，均未出現(xiàn)過熱、過燒及其它組織缺陷。

4)硬度測試。

對(duì)試樣進(jìn)行維氏硬度測試，并按照 GBn 166—1982換算成抗拉強(qiáng)度，結(jié)果見表2。結(jié)果顯示原材料符合標(biāo)準(zhǔn)，因此裂紋產(chǎn)生的原因并非原材料的材質(zhì)問題。

表2 硬度檢測結(jié)果Table 2 Results of hardness testing

1.4 環(huán)境分析

通過對(duì)斷口腐蝕產(chǎn)物進(jìn)行能譜分析，可以測得的元素種類及其含量如表3所示。結(jié)果顯示腐蝕產(chǎn)物中存在大量的O，此外還有Cl和S。

圖8 斷口金相形貌Fig.8 Fracture metallurgical morphology

表3 斷口腐蝕產(chǎn)物能譜分析結(jié)果(質(zhì)量分?jǐn)?shù) /%)Table 3 EDS analysis of corrosion products(mass fraction/%)

飛機(jī)服役的環(huán)境晝夜溫差較大，容易在比熱容較小的物體表面形成冷凝水。空氣中的酸性粉塵在溶入冷凝水后就形成了腐蝕溶液。另外，白天氣溫較高，腐蝕溶液的活性較高，可以認(rèn)為該地區(qū)屬于嚴(yán)重的腐蝕環(huán)境。

為了進(jìn)一步驗(yàn)證分析，外場進(jìn)行了專門的環(huán)境檢測。根據(jù)檢測的結(jié)果得知，該地區(qū)大氣、土壤、露水、地下水中含鹽量較高，屬于中度鹽堿地區(qū)，其中露水中 Cl－濃度為46 g/m3，H2SO4濃度為116 g/m3;而后梁中段的材料主要是鋁合金，Cl元素的存在則會(huì)加速鋁合金在酸性腐蝕液中發(fā)生電化學(xué)反應(yīng)，促進(jìn)裂紋的產(chǎn)生。

2 綜合分析

2.1 失效模式分析

在腐蝕產(chǎn)物較少的區(qū)域斷口上可見沿晶特征，未見疲勞條帶、放射棱線等疲勞特征，由此可以排除疲勞斷裂和過載斷裂的可能性;對(duì)斷口觀察結(jié)果表明，微觀上存在明顯的腐蝕產(chǎn)物，腐蝕產(chǎn)物能譜分析含有Cl、S和大量O，并可見典型的泥紋花樣;同時(shí)考慮到零件加工過程以及LD5材料的特性，可知水平安定面后梁中段的裂紋和腐蝕性質(zhì)為應(yīng)力腐蝕。

2.2 失效原因分析

金屬材料發(fā)生應(yīng)力腐蝕必須具備3個(gè)必要條件，即材料本身具有應(yīng)力腐蝕傾向、受到靜拉伸應(yīng)力作用和特定的腐蝕環(huán)境［7］:

1)材料的腐蝕傾向。發(fā)生裂紋的機(jī)身接頭材料都是LD5材料，而LD5鋁合金在人工時(shí)效狀態(tài)下，有晶間腐蝕、剝落腐蝕和應(yīng)力腐蝕傾向［8］。

2)靜拉伸應(yīng)力。由于零件加工和裝配工藝導(dǎo)致水平安定面后梁中段在工作過程中還存在殘余的內(nèi)應(yīng)力，受殘余應(yīng)力和工作外應(yīng)力的綜合作用，腹板和緣條邊界應(yīng)力集中。

3)環(huán)境因素。由于飛機(jī)服役環(huán)境屬于腐蝕環(huán)境，零件表面陽極氧化膜和漆層的完整性遭到破壞，極易產(chǎn)生腐蝕;考慮到水平安定面后梁中段的工作環(huán)境處于水平安定面上方的整流包皮內(nèi)，屬于非密封區(qū)，無法阻止冷凝水形成的腐蝕溶液的滲入，因而為應(yīng)力腐蝕提供了最為關(guān)鍵的環(huán)境因素。

3 結(jié)論及改進(jìn)措施

3.1 結(jié)論

1)水平安定面后梁中段裂紋的性質(zhì)為應(yīng)力腐蝕裂紋。

2)零件在制造、裝配和使用過程中表面防護(hù)層破損，零件表面在環(huán)境富含Cl－的冷凝水形成的腐蝕液中及殘余應(yīng)力和工作應(yīng)力的共同作用下形成了應(yīng)力腐蝕開裂，其中環(huán)境因素是決定因素。

3.2 改進(jìn)措施

針對(duì)造成水平安定面后梁中段應(yīng)力腐蝕的諸多因素，做出如下改進(jìn):

1)調(diào)整加工裝配工藝，盡可能降低消除殘余應(yīng)力。

2)保護(hù)表面涂層的完整性，在完成裝配工作后增噴一層漆層。

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